CN102182560A - 可调谐过渡件尾部框架 - Google Patents

可调谐过渡件尾部框架 Download PDF

Info

Publication number
CN102182560A
CN102182560A CN2011100078572A CN201110007857A CN102182560A CN 102182560 A CN102182560 A CN 102182560A CN 2011100078572 A CN2011100078572 A CN 2011100078572A CN 201110007857 A CN201110007857 A CN 201110007857A CN 102182560 A CN102182560 A CN 102182560A
Authority
CN
China
Prior art keywords
combustion
products
dilution holes
afterbody framework
transition piece
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN2011100078572A
Other languages
English (en)
Inventor
R·J·基拉
陈伟
G·A·博德曼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN102182560A publication Critical patent/CN102182560A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/08—Purpose of the control system to produce clean exhaust gases

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明公开了一种可调谐过渡件尾部框架，其用于在燃烧产物从过渡件流动到燃烧产物接收设备时调谐燃烧产物的排出分布。尾部框架包括大体上直线成形的主体，主体具有侧向延伸的凸缘。稀释孔形成于凸缘中，且被配置成允许稀释空气渗入到燃烧产物流内，以修整燃烧产物的排出温度分布。

Description

可调谐过渡件尾部框架
技术领域
本发明大体而言涉及燃烧系统。且具体而言涉及使燃烧产物在燃烧器与燃烧产物接收设备之间流动的燃烧组件。更具体而言，本发明涉及可调谐(tunable)过渡件尾部框架，其具有稀释孔以便于调谐燃烧产物的排出温度分布(exit temperature profile)。
背景技术
在常规燃气涡轮机中，多个燃烧器安置在绕机器轴线的环形阵列周围。压缩机向每个燃烧器供应压缩空气，其中压缩空气与燃料混合并燃烧。热燃烧气体从每个燃烧器流动，通过过渡件到第一级喷嘴以驱动涡轮并发电。尾部框架通常附连到过渡件的下游或过渡件的尾端且通常包括密封元件，以防止热气体在过渡件与第一级喷嘴之间的接口泄漏。
在燃气涡轮机中的燃烧系统有时安装有预定稀释流动孔区用于将源自压缩机排放空气的一部分的稀释空气喷射到热气体流内。这种稀释空气用于减少空气污染排放的产生，例如氮氧化物和二氧化碳，且修整(shape)燃烧产物的气体温度分布。例如，合乎需要的气体温度分布提供改进的热气体路径耐用性，延长涡轮机构件寿命并改进涡轮机性能。
稀释流动孔区通常安装于燃烧器衬套或过渡件内，如美国专利第4,944,149号(Kuwata)和美国专利第7,373,772号(Simons等人)所示。因此，燃烧产物的气体温度分布(profile)通常在燃烧产物从燃烧系统排出且进入涡轮机的第一级喷嘴的点的上游修整。不利的是，定制的气体温度分布可能在进入喷嘴之前由于燃烧产物的湍流性质或者由于各种其它因素而改变。因此，需要一种系统和设备来应对这种变化。
此外，在涡轮机操作一段时间之后，热气体温度分布变得略微受损也并不罕见。这可能是由于(例如)变化的操作条件或燃烧系统构件上的磨损造成。在这种情形下，可能需要更改或调谐稀释流动区以调整流入到燃烧产物内的稀释空气量和方位。但是，这可为昂贵且耗时的过程，特别是当燃烧器的主要构件(例如燃烧器衬套和过渡件)必须被移除时。因此，需要一种系统和设备，其在更改或调谐热气体温度分布方面提供效率和灵活性，特别是根据个别应用定制分布的能力。
发明内容
本发明的方面和优点将在下文的描述中部分地陈述，或者可从该描述显而易见，或者可通过实践本发明而学习到。
在一方面，本发明提供一种可调谐过渡件尾部框架，其用于调谐从过渡件排出的燃烧产物的热气体温度分布。可调谐过渡件尾部框架包括主体和多个稀释孔。该主体大体上直线成形(rectilinear shaped)且包括内表面、外表面和侧向延伸的凸缘。凸缘被配置成附连到过渡件上。稀释孔形成于凸缘中，且被配置成允许来自压缩机的稀释空气渗入到燃烧产物流内，以调谐热气体的温度分布。
在另一方面，本发明还涵盖位于燃烧器与燃烧产物接收设备之间的独特燃烧组件。燃烧组件包括过渡件和尾部框架。过渡件包括封壳，封壳限定燃烧产物的流动路径。封壳具有前端和尾端，前端被配置成从燃烧器接收燃烧产物。尾部框架附连到过渡件的尾端，且被配置成使得从过渡件流动的燃烧产物穿过尾部框架且到燃烧产物接收设备内。稀释孔形成于尾部框架中，且允许来自压缩机的稀释空气渗入燃烧产物流内并修整热气体的温度分布。
参考下文的描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特点、方面和优点将会更好地理解。附图合并于本说明书中并构成说明书的部分，附图示出本发明的实施例且与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本发明的全面并可实施的公开内容，包括其最佳实施方式，在说明书中陈述，说明书参考附图，在附图中：
图1提供燃烧系统的截面图；
图2提供根据本发明的一方面的可调谐过渡件尾部框架的实施例的透视图；
图3提供根据本发明的一方面的可调谐过渡件尾部框架的实施例的截面图；
图4提供根据本发明的一方面的燃烧组件的实施例的截面图；以及
图5提供根据本发明的一方面的燃烧组件的实施例的详细截面图。
部件列表
  附图标记   部件
  燃烧系统   10
  燃烧器   12
  燃烧器衬套   14
  喷嘴   16
  过渡件   18
  封壳   20
  前端   22
  尾端   24
  常规尾部框架   26
  压缩机排放壳体   28
  可调谐尾部框架   30
  主体   32
  外表面   34
  内表面   36
  凸缘   38
  稀释孔   40
  凹槽   42
  安装钩   44
  外部唇缘   46
  稀释孔插塞   48
  开口   50
  尾部框架冷却孔   52
  燃烧组件   60
  燃烧产物接收设备   62
具体实施方式
现将详细地参考本发明的实施例，其一个或多个实例在附图中示出。以解释本发明的方式提供每个实例并不限制本实例。实际上，对于本领域技术人员显而易见，在不偏离本发明的范围或精神的情况下可对本发明做出各种修改和变型。举例而言，作为一个实施例的部分示出或描述的特点可用于另一实施例以得到又一实施例。因此，预期本发明涵盖属于所附权利要求书和其等效物的范围内的这些修改和变型。
图1示出(例如)燃烧系统10的截面图。系统10的构件包括过渡件18，过渡件18用于封闭和限制燃烧产物从燃气涡轮机的燃烧器12流到第一级喷嘴16。应了解存在燃烧器的环形阵列，其用于生成热气体和使热气体向喷嘴16的环形阵列流动，示出这些燃烧器12、喷嘴16和过渡件18中的每一个。还示出压缩机排放壳体28的一部分。压缩机排放空气通常提供于壳体28与燃烧器衬套14和过渡件18之间的空间内，以冷却燃烧系统构件且作为稀释空气源。
如图1所示，过渡件18包括封壳20，封壳20用于限制并引导燃烧产物从燃烧器12到喷嘴16的流动。因此，封壳20包括前端22和尾端24以分别接收燃烧产物且使燃烧产物在喷嘴16的方向中流动。过渡件18的前端22大体上为圆形。在一实施例中，过渡件18可从圆形前端22相对于涡轮轴线大体上在轴向和径向向内过渡，且止于略微弓形大体上直线的尾端24。位于尾端24与喷嘴16之间的是典型的尾部框架26。尾部框架26可大体上为直线形状，以匹配过渡件18的尾端24的形状，且通常通过将尾部框架26焊接到尾端24上而附连到过渡件18上。
如本领域中通常理解的那样，一定百分比的压缩机排放空气用作稀释空气，通过(例如)燃烧器衬套14或过渡件18中的稀释流动孔区(未图示)流动，以修整燃烧产物的温度分布。除了这种稀释流动孔区之外或者作为稀释流动孔区的替代，例如在本发明中所公开和在下文中详细地描述的可调谐过渡件尾部框架30可安装于燃烧系统10内，以适当地修整从燃烧系统排出的燃烧产物的气体温度分布。这可改进热气体路径的耐用性(durability)，从而经由减少在操作期间充分冷却涡轮机构件所需的冷却空气而改进涡轮机的性能。但本领域技术人员应了解，本文所公开的可调谐过渡件尾部框架30可用于修整流入到任何燃烧产物接收设备或装置内的燃烧产物的排出分布。上文所述的第一级喷嘴16预期仅作为实例，且不应认为限制本发明的应用为燃气涡轮机。
参看图2，示出根据本发明的方面的可调谐过渡件尾部框架30的实施例。尾部框架30包括主体32，主体32大体上为直线形状。但应容易理解，主体32可具有任何所需形状且无需具有图2所示的特定形状。举例而言，尾部框架可为圆形、椭圆形或者任何合适的多边形。尾部框架30的形状在很大程度上取决于过渡件18的特定形状和配置。
主体32包括外表面34和内表面36。外表面34可包括平行凹槽42，平行凹槽42绕外表面34的周边延伸。这些凹槽可(例如)被配置成接纳密封元件(未图示)，以防止当燃烧产物从过渡件18流到燃烧产物接收设备(例如第一级喷嘴16)时燃烧产物的泄漏。外表面34也可包括至少一个安装钩44，安装钩44从外表面34大体上向外延伸。安装钩44可被配置成将尾部框架30固定到任何燃烧产物接收设备或装置上。尾部框架冷却孔52也可位于外表面上，如在下文中更详细地讨论的。
主体32还包括侧向延伸的凸缘38。凸缘38被配置成使得尾部框架30可附连到燃烧系统的过渡件18上。尾部框架30(例如)可焊接到过渡件18上。在此实施例中，凸缘38的外部唇缘46可被配置成使得凸缘38可焊接到过渡件18的尾端24上。此外，凸缘38可大体上具有任何长度和厚度。在一实施例中，最大凸缘长度是5.1cm且凸缘厚度范围是0.3cm至0.65cm，例如0.4cm至0.6cm和在它们之间的任何子范围。
此外，稀释孔40形成于可调谐过渡件尾部框架30的凸缘38中。稀释孔40被配置成允许稀释空气进入燃烧产物流且渗入热气体流。由于稀释空气比流经过渡件18的燃烧产物更冷，稀释空气可显著地改变从燃烧系统排出的燃烧产物的温度分布。
稀释孔40可为任何形状或大小，可具有任何合适的深度，可以任何方式布置，且可以任何方式分布。举例而言，稀释孔40可为圆形且直径范围在0.2cm至1.3cm，例如从0.5cm至1.2cm，和它们之间的所有子范围。稀释孔40也可具有为稀释孔直径0.5倍至2.0倍范围的节距间隔(pitch spacing)，例如稀释孔直径的1.2倍至1.5倍，和它们之间的所有子范围。而且，任意多个稀释孔40可形成于尾部框架30中。在尾部框架30的一实施例中，稀释孔40的总数可在50个孔至300个孔的范围，例如100个孔至280个孔和它们之间的所有其它子范围。
而且，如图2所示，稀释孔40可具有相等面积，使得基本上等量的稀释空气通过每个稀释孔40进入燃烧产物流。相反，稀释孔40可具有不同面积以允许不同量的稀释空气在尾部框架30周围的特定位置流入到燃烧产物内。此外，稀释孔40可在凸缘38上等距隔开或者可沿着凸缘38随机地或以不同距离间隔开。
显而易见，将取决于任何特定应用所需或规定的气体温度分布来选择稀释孔40的大小、形状和配置。举例而言，在一种应用中，所需燃烧产物分布可为空间上均匀的。在另一应用中，可优选地具有径向不均匀的分布，其中燃烧产物靠近尾部框架30的内表面36最冷且靠近燃烧产物的中心线最热。这种径向不均匀的温度分布可能有益地(例如)应用于燃气涡轮机中，因为在第一级涡轮叶片的径向末端的周向延伸的平台固有地比在平台之间径向延伸的翼面(airfoil)更难冷却。
除了提供适当修整通过新燃烧系统流动的燃烧产物的排出分布的能力之外，本发明的可调谐过渡件尾部框架30可快速地且高效地安装到现有燃烧系统中，以适当地调谐气体温度分布且实现所需热气体路径的耐用性。举例而言，尾部框架30可安装于其中热气体路径耐用性受损的现有系统内。这样一来，可分析系统的操作条件，包括燃烧器输出温度等，来确定适当稀释孔40的配置、大小和形状，以有效地调谐现有燃烧系统的排出分布来改进其热气体路径耐用性和性能。
如图3所示，可调谐过渡件尾部框架30也可包括一个或多个稀释孔插塞48，稀释孔插塞48可用于调整通过每个稀释孔40流动的稀释空气量，来微调或更改气体温度分布，提供定制从燃烧气体排出的燃烧产物的分布的更大灵活性。举例而言，一个、多个或所有稀释孔40可过大；意味着过量压缩机排放空气作为稀释空气进入燃烧产物流。如图3所示，插塞48可被配置成插入到稀释孔40内以部分地或完全阻挡通过稀释孔40的稀释空气流。举例而言，插塞48可完全围住稀释孔40以完全阻挡稀释空气流。相反，插塞48可包括开口50，开口50的尺寸小于稀释孔40。开口50可允许少量稀释空气进入燃烧产物流。因此，一旦插塞48插入到稀释孔40中，流入到燃烧产物内的稀释空气量略微减少，允许微调热气体的排出分布。但应了解可使用任何其它合适技术或方法使稀释孔40的其它实施例能具有可调整的大小。
参看图2和图3，尾部框架30的主体30也可包括多个尾部框架冷却孔52。冷却孔52允许压缩机排放空气流入到主体32内并冷却主体32，且更特别地内表面36。这可用于改进(例如)尾部框架的操作寿命，因为内表面36经常向热燃烧产物暴露。但应当指出的是冷却孔52的主要功能是冷却或急冷(quench)尾部框架30，而不是修整热气体温度分布。因此，冷却孔52的尺寸可小于稀释孔40且被设计成接收更小百分比的压缩机排放空气。
如图3所示，冷却孔52位于主体32的外表面34上凸缘38附近，且以一定角度从外表面34延伸到主体32的后部。然而应了解冷却孔52可位于尾部框架30上的任何位置且具有任何配置或方位。举例而言，可需要冷却孔52以一定角度从外表面34延伸到内表面36，允许压缩机排放空气排出到内表面36上且直接冷却内表面36。
参看图4和图5，应了解本发明还涵盖位于燃烧器12与燃烧产物接收设备62之间的燃烧组件60，其允许适当地修整或调谐从燃烧器12流动的燃烧产物的排出温度分布。如图所示，燃烧组件60包括过渡件18，如大体上在上文所述。应了解燃烧产物接收设备62可具有被配置、调适或设计成接收从燃烧器流动的燃烧产物的任何设备或装置，包括(但不限于)在燃气涡轮机中的第一级喷嘴。
燃烧组件60还包括可调谐过渡件尾部框架30，可调谐过渡件尾部框架30附连到过渡件18的尾端24，且被配置成使得从过渡件18流动的燃烧产物穿过尾部框架30且到燃烧产物接收设备62内。尾部框架30可通过任何手段附连到过渡件18上。如图所示，尾部框架30在凸缘38的外唇缘46焊接到尾端24。此外，尾部框架30可包括其它元件或者可根据本文所图示和上文所述的实施例中的任何实施例配置。
多个稀释孔40形成于尾部框架30中且被配置成允许稀释空气进入到燃烧产物流以修整或调谐排出温度分布。如上文所解释，稀释孔40可主要取决于燃烧产物的所需排出分布而具有任何大小、形状或布置，且可大体上根据本文所示和上文所述的实施例中的任何实施例配置。
本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳实施方式，且也使本领域技术人员能实践本发明，包括做出和使用任何装置或系统和执行任何合并的方法。专利保护范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的这些修改和其它实例。如果其它实例具有与权利要求书的字面语言并无不同的结构元件或者如果其它实例包括与权利要求书的字面语言并无实质不同的等效结构元件，其它实例预期在权利要求书的保护范围内。

Claims (10)

1.一种可调谐过渡件尾部框架(30)，用于在燃烧产物从过渡件(18)流动到燃烧产物接收设备(62)时调谐燃烧产物的排出分布；
大体上直线成形的主体(32)，其包括内表面(36)、外表面(34)和侧向延伸的凸缘(38)；以及
多个稀释孔(40)，其形成于所述凸缘(38)中，其中所述多个稀释孔(40)中的每一个允许稀释空气渗入到燃烧产物流内，以修整所述燃烧产物的排出温度分布。
2.根据权利要求1所述的可调谐过渡件尾部框架(30)，其中所述多个稀释孔(40)中的每一个具有相等面积，使得基本上等量的稀释空气通过所述多个稀释孔(40)中的每一个渗入到所述燃烧产物流内。
3.根据前述权利要求中任一项所述的可调谐过渡件尾部框架(30)，还包括至少一个稀释孔插塞(48)，稀释孔插塞(48)被配置成插入到所述多个稀释孔(40)的任一个内，从而阻挡所述稀释空气流渗透通过所述多个稀释孔(40)中的任一个。
4.根据权利要求3所述的可调谐过渡件尾部框架(30)，其中所述至少一个稀释孔插塞(48)仅部分地阻挡所述稀释空气流，所述至少一个稀释孔插塞(48)包括开口(50)，所述开口(50)被配置成允许稀释空气渗入到所述燃烧产物流内。
5.根据前述权利要求中任一项所述的可调谐过渡件尾部框架(30)，所述主体(32)还包括多个尾部框架冷却孔(52)，其中所述多个尾部框架冷却孔(52)中的每一个在尺寸上小于所述多个稀释孔(40)中的任一个，且被配置成允许压缩机排放空气流入到所述主体(32)内并冷却所述主体(32)。
6.一种位于燃烧器(12)与燃烧产物接收设备(62)之间的燃烧组件(60)，包括：
过渡件(18)，其包括封壳(20)，所述封壳(20)限定流动路径且具有前端(22)和尾端(24)，所述前端(22)被配置成从燃烧器(12)接收燃烧产物；
尾部框架(30)，其附连到所述尾端(24)，且被配置成使得从所述尾端(24)流动的燃烧产物穿过所述尾部框架(30)且到燃烧产物接收设备(62)内，所述尾部框架(30)包括内表面(36)和外表面(34)；以及
多个稀释孔(40)，其形成于所述尾部框架(30)中，其中所述多个稀释孔(40)中的每一个允许稀释空气渗入到所述燃烧产物流内，以修整所述燃烧产物的排出温度分布。
7.根据权利要求6所述的燃烧组件(60)，所述尾部框架(30)还包括侧向延伸的凸缘(38)，其中所述多个稀释孔(40)位于所述凸缘(38)上。
8.根据权利要求6或7所述的燃烧组件(60)，其还包括至少一个稀释孔插塞(48)，稀释孔插塞(48)被配置成插入到所述多个稀释孔(40)的任一个内，从而阻挡所述稀释空气流渗透通过所述多个稀释孔(40)中的任一个。
9.根据权利8所述的燃烧组件(60)，其中所述至少一个稀释孔插塞(48)仅部分地阻挡所述稀释空气流，所述至少一个稀释孔插塞(48)包括开口(50)，所述开口(50)被配置成允许稀释空气渗入到所述燃烧产物流内。
10.根据权利要求6至9中任一项所述的燃烧组件(60)，所述尾部框架(30)还包括多个尾部框架冷却孔(52)，其中所述多个尾部框架冷却孔(52)中的每一个在尺寸上小于所述多个稀释孔(40)中的任一个，且被配置成允许压缩机排放空气流入到所述尾部框架(30)内并冷却所述尾部框架(30)。
CN2011100078572A 2010-01-06 2011-01-06 可调谐过渡件尾部框架 Pending CN102182560A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/652,904 US20110162378A1 (en) 2010-01-06 2010-01-06 Tunable transition piece aft frame
US12/652904 2010-01-06

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN102182560A true CN102182560A (zh) 2011-09-14

Family

ID=44223894

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2011100078572A Pending CN102182560A (zh) 2010-01-06 2011-01-06 可调谐过渡件尾部框架

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20110162378A1 (zh)
JP (1) JP2011141115A (zh)
CN (1) CN102182560A (zh)
CH (1) CH702557A2 (zh)
DE (1) DE102010061637A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107917439B (zh) * 2016-10-10 2020-09-22 通用电气公司 燃烧器后框架冷却

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2309099B1 (en) * 2009-09-30 2015-04-29 Siemens Aktiengesellschaft Transition duct
JP5804872B2 (ja) * 2011-09-27 2015-11-04 三菱日立パワーシステムズ株式会社 燃焼器の尾筒、これを備えているガスタービン、及び尾筒の製造方法
US20130236301A1 (en) * 2012-03-09 2013-09-12 General Electric Company Apparatus And System For Directing Hot Gas
US9121613B2 (en) 2012-06-05 2015-09-01 General Electric Company Combustor with brief quench zone with slots
US9909432B2 (en) 2013-11-26 2018-03-06 General Electric Company Gas turbine transition piece aft frame assemblies with cooling channels and methods for manufacturing the same
KR101686336B1 (ko) * 2015-07-03 2016-12-13 두산중공업 주식회사 가스터빈의 트랜지션피스 연결장치
US20180258789A1 (en) * 2017-03-07 2018-09-13 General Electric Company System and method for transition piece seal
US10684016B2 (en) * 2017-10-13 2020-06-16 General Electric Company Aft frame assembly for gas turbine transition piece
US10718224B2 (en) * 2017-10-13 2020-07-21 General Electric Company AFT frame assembly for gas turbine transition piece

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6546627B1 (en) * 2000-09-14 2003-04-15 Hitachi, Ltd. Repair method for a gas turbine
US20030106318A1 (en) * 2001-12-10 2003-06-12 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct with shaped cooling holes
CN1455152A (zh) * 2002-04-29 2003-11-12 通用电气公司 用于燃气轮机的燃烧器衬的多孔衬片
CN1670433A (zh) * 2004-03-17 2005-09-21 通用电气公司 具有稀释孔的涡轮燃烧室过渡件
US20060185345A1 (en) * 2005-02-22 2006-08-24 Siemens Westinghouse Power Corp. Cooled transition duct for a gas turbine engine
US20090324387A1 (en) * 2008-06-30 2009-12-31 General Electric Company Aft frame with oval-shaped cooling slots and related method

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4944149A (en) * 1988-12-14 1990-07-31 General Electric Company Combustor liner with air staging for NOx control
JP4031590B2 (ja) * 1999-03-08 2008-01-09 三菱重工業株式会社 燃焼器の尾筒シール構造及びその構造を用いたガスタービン
US6412268B1 (en) * 2000-04-06 2002-07-02 General Electric Company Cooling air recycling for gas turbine transition duct end frame and related method
US6331110B1 (en) * 2000-05-25 2001-12-18 General Electric Company External dilution air tuning for dry low NOx combustors and methods therefor
US6449956B1 (en) * 2001-04-09 2002-09-17 General Electric Company Bypass air injection method and apparatus for gas turbines
US6655146B2 (en) * 2001-07-31 2003-12-02 General Electric Company Hybrid film cooled combustor liner
US6792763B2 (en) * 2002-08-15 2004-09-21 Power Systems Mfg., Llc Coated seal article with multiple coatings
US6675584B1 (en) * 2002-08-15 2004-01-13 Power Systems Mfg, Llc Coated seal article used in turbine engines
GB2405197B (en) * 2003-08-16 2005-09-28 Rolls Royce Plc Fuel injector
US7000396B1 (en) * 2004-09-02 2006-02-21 General Electric Company Concentric fixed dilution and variable bypass air injection for a combustor
US8322146B2 (en) * 2007-12-10 2012-12-04 Alstom Technology Ltd Transition duct assembly

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6546627B1 (en) * 2000-09-14 2003-04-15 Hitachi, Ltd. Repair method for a gas turbine
US20030106318A1 (en) * 2001-12-10 2003-06-12 Power Systems Mfg, Llc Effusion cooled transition duct with shaped cooling holes
CN1455152A (zh) * 2002-04-29 2003-11-12 通用电气公司 用于燃气轮机的燃烧器衬的多孔衬片
CN1670433A (zh) * 2004-03-17 2005-09-21 通用电气公司 具有稀释孔的涡轮燃烧室过渡件
US20060185345A1 (en) * 2005-02-22 2006-08-24 Siemens Westinghouse Power Corp. Cooled transition duct for a gas turbine engine
US20090324387A1 (en) * 2008-06-30 2009-12-31 General Electric Company Aft frame with oval-shaped cooling slots and related method

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107917439B (zh) * 2016-10-10 2020-09-22 通用电气公司 燃烧器后框架冷却

Also Published As

Publication number Publication date
DE102010061637A1 (de) 2011-07-07
CH702557A2 (de) 2011-07-15
US20110162378A1 (en) 2011-07-07
JP2011141115A (ja) 2011-07-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102182560A (zh) 可调谐过渡件尾部框架
RU2457400C2 (ru) Камера сгорания для газотурбинного двигателя
CN105371300B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃烧器的下游喷嘴以及延迟贫喷射器
US9644843B2 (en) Combustor heat-shield cooling via integrated channel
US10094564B2 (en) Combustor dilution hole cooling system
CN101672477B (zh) 分段式燃烧器盖
US10125684B2 (en) Surface cooler for aero engine
US8387396B2 (en) Airfoil, sleeve, and method for assembling a combustor assembly
US8215118B2 (en) Optimizing the angular positioning of a turbine nozzle at the outlet from a turbomachine combustion chamber
US10712002B2 (en) Combustor assembly for use in a gas turbine engine and method of assembling
US10712006B2 (en) Combustion chamber arrangement of a gas turbine and aircraft gas turbine
US20180231252A1 (en) Wall component of a gas turbine with improved cooling
US20100242484A1 (en) Apparatus and method for cooling gas turbine engine combustors
US10871075B2 (en) Cooling passages in a turbine component
US20120031099A1 (en) Combustor assembly for use in a turbine engine and methods of assembling same
US9476429B2 (en) Flow feed diffuser
JP2016042014A (ja) ガスタービン燃焼器に関連するシステム及び装置
CA2936200C (en) Combustor cooling system
US20140318141A1 (en) Hot streak alignment for gas turbine durability
CN107940502B (zh) 燃烧动力缓解系统
US20170227227A1 (en) Burner for a combustion machine and combustion machine
US20150167977A1 (en) Annular wall for turbomachine combustion chamber comprising cooling orifices conducive to counter-rotation
US20180163968A1 (en) Fuel Nozzle Assembly with Inlet Flow Conditioner
US11175044B2 (en) Fuel swirler for pressure fuel nozzles
EP3376111B1 (en) Combustor cowl

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20110914